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公开(公告)号：CN115127771A
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN202210866068.2
申请日：2022-07-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于实验空气动力学领域，公开了一种高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法。该方法包括以下步骤：设计加工20°锥柱体；将20°锥柱体安装在高速风洞测压中部支架上；将与20°锥柱体表面测压点相通的钢管通过软管连接到压力测量设备上；进行高速风洞试验，获得两列压力信号；测量20°锥柱体表面测压点与锥头点沿气流方向的距离；计算空间位置无量纲参数及压力无量纲参数；检测高速风洞横向非对称弱扰动波并定位扰动源。基于20°锥柱体模型，建立了横向非对称弱扰动波检测方法及扰动源定位方法，为高速风洞横向非对称弱扰动波检查提供了技术手段，为提高风洞流场品质进而提高风洞试验结果精度奠定了技术基础。
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公开(公告)号：CN111829749A
公开(公告)日：2020-10-27
申请号：CN202010731783.6
申请日：2020-07-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于风洞超声速流校大行程单点移测装置及布线方法，涉及风洞超声速流场校核技术领域，其技术方案要点是：包括风洞壁板、尾支撑、主支撑、执行机构、连接段、探头转接段和测压部，执行机构为伺服电动缸；测压部包括总压探头和静压探头；总压探头和静压探头连接有测量管路，测量管路与伺服电动缸的活塞杆固定缠绕；测量管路连接有位于风洞外的平衡重物。该单点移测装置增大了执行机构的行程，使测量区域更加广泛，且该装置的测量管路布线结构简单，成本低，测量管路的走线贴近装置，减小了风洞中紊乱气流对测量管路的干扰，降低了该装置的堵塞度，经济适用；同时，该装置的位置控制精度高，测量数据更加可靠，操作与维护方便。
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公开(公告)号：CN110186642A
公开(公告)日：2019-08-30
申请号：CN201910503653.4
申请日：2019-06-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 , 锦州航星光电设备有限公司
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种纹影仪用离轴抛物面镜消重力三维调节支架，包括：底座，其上放置有一U型支撑臂；旋转弯臂，其连接在U型支撑臂上；所述旋转弯臂和U型支撑臂之间设置有用于离轴抛物面镜仰俯调节的俯仰调节机构；旋转镜架，其通过旋转连接板连接在旋转弯臂上；所述旋转镜架与旋转弯臂之间设置有滚转调节机构；所述旋转镜架上连接有离轴抛物面镜；用于离轴抛物面镜偏航调节的偏航调节机构，其设置在底座内，且所述偏航调节机构与U型支撑臂连接。本发明的纹影仪用离轴抛物面镜消重力三维调节支架具有结构简单，调节精度高，有效减小重力影响，纹影成像质量高的优点。
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公开(公告)号：CN118758553B
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411253466.2
申请日：2024-09-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种高速风洞翼型模型阻力测量不确定度分析方法。本发明的高速风洞翼型模型阻力测量不确定度分析方法包括以下步骤：安装翼型模型及尾流耙；进行高速风洞翼型模型阻力测量试验；计算高速风洞来流静压；计算高速风洞翼型模型阻力测量不确定度。本发明的高速风洞翼型模型阻力测量不确定度分析方法，通过严格的理论推导和高速风洞试验，利用不确定度传递方法建立了高速风洞翼型模型阻力测量不确定度分析方法，能够提供可靠的翼型模型阻力测量不确定度，进而提高高速风洞试验结果可靠性，具有工程应用价值。
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公开(公告)号：CN118758552B
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411253463.9
申请日：2024-09-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法。本发明的高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法包括安装翼型模型；安装尾流耙；进行高速风洞翼型模型阻力测量试验；计算风洞来流静压；计算翼型模型尾流静压；计算翼型模型尾流总压测点对应的铅锤方向长度；计算高速风洞翼型模型阻力系数。本发明的高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法，使用尾流耙测量翼型模型尾流总压与静压，通过基于3σ原则的选点法则剔除了误差较大的静压测点，建立了高速风洞翼型模型阻力系数数值积分方程，提高了高速风洞翼型模型阻力系数测量的准确性，具有工程应用价值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118758552A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202411253463.9
申请日：2024-09-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法。本发明的高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法包括安装翼型模型；安装尾流耙；进行高速风洞翼型模型阻力测量试验；计算风洞来流静压；计算翼型模型尾流静压；计算翼型模型尾流总压测点对应的铅锤方向长度；计算高速风洞翼型模型阻力系数。本发明的高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法，使用尾流耙测量翼型模型尾流总压与静压，通过基于3σ原则的选点法则剔除了误差较大的静压测点，建立了高速风洞翼型模型阻力系数数值积分方程，提高了高速风洞翼型模型阻力系数测量的准确性，具有工程应用价值。
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公开(公告)号：CN110186642B
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN201910503653.4
申请日：2019-06-12
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种纹影仪用离轴抛物面镜消重力三维调节支架，包括：底座，其上放置有一U型支撑臂；旋转弯臂，其连接在U型支撑臂上；所述旋转弯臂和U型支撑臂之间设置有用于离轴抛物面镜仰俯调节的俯仰调节机构；旋转镜架，其通过旋转连接板连接在旋转弯臂上；所述旋转镜架与旋转弯臂之间设置有滚转调节机构；所述旋转镜架上连接有离轴抛物面镜；用于离轴抛物面镜偏航调节的偏航调节机构，其设置在底座内，且所述偏航调节机构与U型支撑臂连接。本发明的纹影仪用离轴抛物面镜消重力三维调节支架具有结构简单，调节精度高，有效减小重力影响，纹影成像质量高的优点。
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公开(公告)号：CN116400584A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310653670.2
申请日：2023-06-05
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G05B11/42
Abstract: 本发明公开了一种大载荷电液位置伺服系统快速精确控制系统及应用方法，属于风洞试验中的电液伺服控制领域，包括相互配合的目标位移补偿模块、位移指令和速度指令发生模块、速度前馈控制模块、位移变增益PID反馈控制模块、位移滤波模块。本发明提供的大载荷电液位置伺服系统快速精确控制系统及应用方法，其各部分内容的设计，不依赖系统的的数学模型，且均可用简单的算法来实现，便于工程应用。
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公开(公告)号：CN116382178A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310653673.6
申请日：2023-06-05
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G05B19/042
Abstract: 本发明公开了一种大型高速风洞喷管型面全液压伺服驱动控制方法，涉及高速风洞电液伺服控制领域，包括：在喷管操作软件上选择目标马赫数型面Ma并设定喷管运行速度v0，喷管操作软件基于Ma进行查表，以确定每个运动轴的目标位置s10，s20，……，sn0，将v0和s10，s20，……，sn0的值发送给多轴运动控制器，所述多轴运动控制器基于接收到的信息对各轴的运动速度进行计算分配；所述多轴运动控制器将各轴的目标位置和运动速度发送给相应的伺服控制单元，以通过位置闭环调节比例伺服阀开度，使各轴做相应的运动以控制喷管型面按要求变化。本发明提供一种大型高速风洞喷管型面全液压伺服驱动控制方法，为液压驱动中的多轴同步协同控制问题提供了可行解决方案。
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公开(公告)号：CN116358823A
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202310604920.3
申请日：2023-05-26
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于实验空气动力学领域，公开了一种高速风洞自由来流质量流量和总温脉动不确定度评估方法。本发明的高速风洞自由来流质量流量和总温脉动不确定度评估方法包括以下步骤：安装热线探针；连接热线风速仪；第一次高速风洞测量试验；第二次高速风洞测量试验；计算质量流量脉动和总温脉动；计算质量流量脉动不确定度和总温脉动不确定度。本发明的高速风洞自由来流质量流量和总温脉动不确定度评估方法，能够提供可靠的高速风洞自由来流质量流量脉动和总温脉动的不确定度，从而提高表观动态流场品质及扰动模态参数求解结果的可靠性，进而提高高速风洞试验结果的可靠性，具有工程应用价值。
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